论现有远地点发动机用于新航天飞行器的有关问题

为了使正进入鉴定阶段的远地点发动机(TE-M-616)用于广播试验卫星,本文介绍了该新航天飞行器对远地点发动机的各系统及分系统提出的要求。由于加拿大通讯技术卫星和广播试验卫星对远地点发动机在环境和性能要求上有所不同,为了解决此问题,必须使远地点发动机经受住最恶劣的环境。喷管设计以及远地点发动机与航天器的对接都利用现有设计结构。根据对远地点发动机分析的结果,已经表明,若保持安全系数不变,只需要对现在进行的试验计划做一些修改和补充。另一方面,对于航天器提出的技术条件必须进一步审核,以便使新航天飞行器设计有最大可能利用现有的远地点发动机。     

国外液体远地点发动机研制概况

国外液体远地点发动机的研制是从70年代初期开始的,到1974年,德国和法国联合发射的交响乐实验通讯卫星首次使用了双组元液体发动机作为其远地点发动机。该卫星的发射成功地打破了固体远地点发动机的统治地位,把液体小推力发动机的研制提高到一个新的阶段。到80年代,大部分的国外航天器都采用和准备采用液体发动机作为轨道转移器。由此可见该类发动机对航天科技界是有很大吸引力的。     

高性能液体远地点发动机技术发展

液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益.通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N2O4/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323 s.分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点.     

高比冲双组元液体远地点火箭发动机研究

综述了国内外研制的双组元液体远地点火箭发动机的性能、特点和发展趋势。在分析了液体远地点发动机提高比冲的各种技术途径后，提出可通过改进喷注器设计、减少边区液膜冷却流量、采用扰流环二次燃烧和使用新型耐更高温材料等措施，以提高远地点发动机的比冲。     

国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

航天用的欧洲固体推进器

马格2远地点发动机是由法国空间研究中心和欧空局委托欧洲动力装置公司(SEP)和意大利的斯尼亚公司以及西德的奥古机械厂在1980～1982年期问研制的。欧洲动力装置公司是主承包商,负责研制喷管和点火系统;斯尼亚公司负责研制内绝热层和装药;奥古机械厂负责研制燃烧室壳体。(一)发动机结构马格2发动机是一种固体推进剂远地点发动机,装有400～490公斤推进剂,能使550～680公斤的有效载荷产生1500米/秒的速度增量。卫星一远地点发动机靠自旋稳定,为此要     

锡奥科尔化学公司TE-M-616-01固体火箭发动机研制试验

1 概述锡奥科尔化学公司 TE-M-616-01固体火箭发动机是通讯卫星的远地点加速发动机,为通讯卫星自椭园形过渡轨道的远地点进入地球同步园形轨道提供所需要的冲量。本文报告的试验大纲是 TE-M-616-01固体火箭发动机研制试验的一部分。目的在于确定真空弹道性能、高空点火特性、发动机各组件结构完整性、发动机及喷管壁温与     

美国AEHF军事通信卫星推进系统及其在首发星上的应用

美国先进极高频（AEHF）项目将采用4颗运行于地球同步轨道（GEO）的AE—HF军事通信卫星。AEHF卫星的推进系统由远地点发动机、姿态控制发动机组和双模式霍尔电推进子系统组成。首发星AEHF-1是世界上首个采用霍尔电推进系统执行发射后轨道提升任夯的GEO卫星。AEHF-1卫星星箭分离后,远地点发动机未能正常工作,因此...     

双组元液体远地点火箭发动机扰流环的设计方法研究

针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.     

关于地球静止卫星远地点变轨策略的札记

在采用小推力远地点发动机的情况下,地球静止卫星在远地点变轨的策略宜按整星功能实现和优化的原则确定。当推重比大于0.02时,多次变轨比1次变轨节省的推进剂并不明显。     

性能改进的MON/肼液体远地点发动机设计研究与试验

采用 MON/肼双组元推力室完成轨道机动飞行,肼催化分解推力室用于姿态控制的双模式推进方案越来越广泛地应用于飞行器系统。本文介绍了命名为 LEROS1b,推力652.5N 的高性能液体远地点发动机的设计,研制及试验过程,该发动机已用于许多通讯卫星项目中,并被“火星勘测飞行器”选用。     

欧洲空间局固体发动机研制情况简介

1972年,欧洲空间研究协会(后合并成欧洲空间局)开始研制固体火箭发动机,1977年和1978年发射的欧洲科学卫星(Geos—1和—2)首次采用了固体远地点发动机。该发动机由意大利斯尼亚(SNIA—BPD)公司研制,丁羧推进剂,常规的径向燃烧药柱设计。由于它性能卓越,1974年又开始研制一种更大的固体发动机,定名为马奇(MAGE),意图是让欧洲同步卫星使用自己的固体远地点发动机。     

用于通信技术卫星(CTS)带有隔离式引发系统的高性能远地点发动机的设计、研制和试验

加拿大电信局和美国宇航局(NASA)联合研制的通信技术卫星(以下简称 CTS)将于1975年下半年发射。为这一卫星研制的远地点发动机代表了远地点发动机技术中新的发展方向。钛合金壳体、88%固体含量的端羧基聚丁二烯推进剂和轻质喷管使这一发动机获得高性能指标。由于采用隔离式安全发火装置减轻了重量并简化了总体布局。装有远地点发动机的卫星的大量试验,在研制计划初期就已提供了许多必需的数据,以便及时地提供一个可靠的卫星。     

同步卫星近地点增速入轨的新方法

同步卫星的传统入轨方法,都是先用运载火箭把卫星送入同步转移轨道,然后在转移轨道远地点上点燃远地点发动机,以消除轨道倾角,并把卫星推进到同步轨道。运载火箭产生的入轨误差,则通过适当地选择远地点发动机的点火姿态,以及借助星上喷气系统的推进作     

关于地球静止卫星远地点变轨策略的札记

在采用小推力远地点发动机的情况下，地球静止卫星在远地点变轨的策略宜按整星功能实现和优化的原则确定。当推重比大于０．０２时，多次变轨比１次变轨节省的推进并不明显。     

日本第四次发射的同步卫星远地点发动机及其故障分析

日本在1980年2月发射同步卫星失败以后,于1980年12月7日第四次发射地球同步卫星。这一次发射,由于远地点发动机发生故障又没有成功。这次发射使用的远地点发动机是美国聚硫橡胶公司生产的 STAR-48发动机。STAR-48发动机有两种型号:第一种使用     

“东方红2号”卫星远地点发动机

ＤＦＨ２－１固体火箭发动机是中国“东方红２号”卫星的远地点发动机,由中国航天工业总公司第四研究院于１９７５年开始研制,１９８４年正式用于“东方红２号”实验同步通信卫星的发射。文章简要介绍了该发动机的主要性能和基本结构。     

基于响应面法的单元发动机喷注器优化设计

针对某新研单元发动机喷注器热阻优化的问题,采用仿真计算分析研究支架结构参数对支架热阻与结构强度的影响,并基于响应面法(RSM)对喷注器支架进行结构优化设计。计算结果表明:在计算范围内,对支架隔热性能影响最大的是支架高度,其次是支架厚度,最后是支架孔直径。随着支架高度的增加,支架热阻逐渐增大,而支架热阻则随着支架厚度与孔直径的增加而降低。对支架结构等效应力影响最大的是支架孔直径,其次是支架高度,最后是支架厚度,并且随着支架孔直径的增加,支架结构等效应力逐渐增大,而支架最大等效应力随着支架高度和厚度的增加而减小。通过采用响应面法改进后的支架在结构强度满足发动机力学环境的条件下,喷注器热阻得到明显提高。     

中国航天参与中欧伽利略计划

10月19日．我国成功发射了风云2号C气象卫星。这次用于发射卫星的远地点发动机．是航天科技集团公司所属航天动力技术研究院(四院)经过10多年艰辛攻关研制成功的。东方红2号通信卫星的远地点发动机曾荣获国家金质奖．在我国的航天发射中屡建奇功。风云2号卫星的远地点发动机就是在该发动机研制成功的基础上研制的．1997年用于风云2号卫星的第一次发射．2000年6月参与风云2号B星的发射．为风云气象卫星的成功发     

全复合材料的远地点发动机

1982年11月4日,由法国欧洲动力公司(SEP)和美国联合工艺公司化学系统分公司(CSD)合作研制的全复合材料的试验远地点发动机成功地进行了首次地面试车。这种新型发动机的全部部件均是用碳/碳,陶瓷/陶瓷,凯夫拉/环氧等复合材料,并采用最先进的工艺技术制造的。本次试车目的是:全面检测发动机的壳体结构,内绝热层,点火器,装药和推